本發(fā)明屬于航空電子技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種基于OODA環(huán)路的航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能指標分析的方法。

背景技術(shù)：

航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能指標是定量描述航電系統(tǒng)重要特征的一組參數(shù)，它是航電系統(tǒng)論證階段根據(jù)作戰(zhàn)需要，結(jié)合當時技術(shù)水平提出來的，是設(shè)計和檢驗航電系統(tǒng)的主要依據(jù)。精度分析與誤差分配是為了提高航空電子綜合系統(tǒng)性能而對影響其精度的因素進行科學(xué)分析的方法，它貫穿于航電系統(tǒng)研制、定型的各個階段，是進行系統(tǒng)方案考核以及性能評估的有效手段。在系統(tǒng)頂層設(shè)計中，最關(guān)心的是航空電子綜合系統(tǒng)的武器火控精度。

如圖2所示，美國空軍上校創(chuàng)立的“OODA”(Obsersve觀察、Orient判斷、Decide決策、Action行動)理論已經(jīng)廣泛應(yīng)用于商業(yè)戰(zhàn)爭(如Dell、Zara)和尖端武器(如F15、F16、C4ISR)的研制中。其中，觀察指收集與試圖解決的問題有關(guān)的信息，為下一步的分析決策提供必要的素材；判斷指根據(jù)所得信息的特點，及要解決的問題或要達到的目的，建立問題解決模型，對信息進行綜合加工；決策指對由問題解決模型所做出的各種決策進行選擇，選出有助于問題解決的決策；行動指根據(jù)采取行動的結(jié)果進行反饋指導(dǎo)，盡快的調(diào)整優(yōu)化觀察、判斷的方法，做出更明智的決策，以便于比對手更快，取得更好的結(jié)果，進而形成良好的“OODA”環(huán)。在航空武器裝備中，OODA分別被描述成數(shù)據(jù)獲取(觀察)、態(tài)勢認知(判斷)、戰(zhàn)術(shù)決策(決策)、計劃執(zhí)行(行動)。

有鑒于此，本發(fā)明提供了一種基于OODA環(huán)路的航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能指標分析方法，能夠?qū)⒆鲬?zhàn)飛機任務(wù)層級的戰(zhàn)技指標“命中率“轉(zhuǎn)化為航電系統(tǒng)層級的關(guān)鍵功能的性能指標要求，支持航電系統(tǒng)導(dǎo)航定位、目標探測、火控攻擊等關(guān)鍵性能指標的精度分析與評估，為開展航電系統(tǒng)綜合設(shè)計提供參考和依據(jù)，可提高系統(tǒng)設(shè)計效率，縮短開發(fā)周期，節(jié)約開發(fā)成本。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了能找到提高航空電子系統(tǒng)性能的合理途徑，本發(fā)明的發(fā)明目的在于提供一種基于OODA環(huán)路的航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能指標分析方法，將作戰(zhàn)飛機任務(wù)層級的戰(zhàn)技指標“命中率”轉(zhuǎn)化成航電系統(tǒng)層級的關(guān)鍵功能的性能指標要求，支持航電系統(tǒng)導(dǎo)航定位、目標探測、火控攻擊等關(guān)鍵性能指標的精度分析與評估，從而為開展航電系統(tǒng)綜合設(shè)計提供參考和依據(jù)，并提高系統(tǒng)設(shè)計效率，縮短開發(fā)周期，節(jié)約開發(fā)成本。

本發(fā)明的發(fā)明目的通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：

一種基于OODA環(huán)路的航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能指標分析方法，包含以下步驟：

步驟1：針對飛機平臺某一作戰(zhàn)任務(wù)，進行OODA環(huán)路分析，選取導(dǎo)航定位誤差作為數(shù)據(jù)獲取環(huán)節(jié)的誤差，傳感器目標定位誤差作為數(shù)據(jù)獲取環(huán)節(jié)和態(tài)勢認知環(huán)節(jié)的綜合誤差，火控攻擊誤差作為戰(zhàn)術(shù)決策和計劃執(zhí)行環(huán)節(jié)的綜合誤差；

步驟2：根據(jù)飛機平臺作戰(zhàn)任務(wù)中航電武器系統(tǒng)采用的“自主制導(dǎo)+末段尋的制導(dǎo)”的兩段式制導(dǎo)體制，采用等分配法將戰(zhàn)技指標“命中率”分配至自主制導(dǎo)段的自控終點捕獲目標概率P_b和在自控終點正常捕獲目標的情況下導(dǎo)彈的命中概率P_d；再計算導(dǎo)彈散布誤差，所述導(dǎo)彈散布誤差包含高度散布σ_dwy誤差和側(cè)向散布σ_dwz誤差；

步驟3：依據(jù)自控終點捕獲目標概率P_b和導(dǎo)彈散布誤差，建立導(dǎo)航誤差傳遞模型，將平臺導(dǎo)航誤差傳遞到目標誤差和導(dǎo)彈誤差，確定滿足導(dǎo)彈捕獲概率要求的導(dǎo)航誤差；

步驟4：依據(jù)自控終點捕獲目標概率P_b和導(dǎo)彈散布誤差，建立目標定位誤差傳遞模型，將導(dǎo)彈散布誤差分配至載機傳感器探測定位誤差，確定滿足導(dǎo)彈捕獲概率要求的傳感器目標定位誤差；

步驟5：依據(jù)自控終點捕獲目標概率要求和導(dǎo)彈散布誤差，建立導(dǎo)彈的任務(wù)火控計算數(shù)學(xué)模型，同時分析影響目標參數(shù)計算和導(dǎo)彈自控終點散布的誤差因素，采用蒙特卡洛法進行仿真，確定滿足要求的火控攻擊誤差；

步驟6：將步驟3～5中確定的導(dǎo)航誤差、傳感器目標定位誤差、火控攻擊誤差進行誤差合成，計算導(dǎo)彈出界概率，驗證是否滿足戰(zhàn)技指標“命中率”要求，完成整個基于OODA環(huán)路航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能指標的閉環(huán)分析。

依據(jù)上述特征，所述步驟2中計算高度散布σ_dwy誤差和側(cè)向散布σ_dwz誤差的方法為：

(1)在自控終點捕獲目標概率P_b確定的情況下，將導(dǎo)彈捕獲域等效為矩形，采用等概率分配法，結(jié)合正態(tài)分布表，計算自主制導(dǎo)段高度捕獲概率P_by和側(cè)向捕獲概率P_bz，捕獲點允許的高度散布σ_by和側(cè)向散布σ_bz；

(2)在命中概率P_d確定的情況下，將導(dǎo)彈捕獲域等效為矩形，采用等概率分配法，結(jié)合正態(tài)分布表，計算末制導(dǎo)段高度命中概率P_dy和側(cè)向命中概率P_dz，命中點允許的高度散布σ_dy和側(cè)向散布σ_dz；

(3)采用等概率分配法，將捕獲點允許的高度散布σ_by和側(cè)向散布σ_bz平均分配到目標定位誤差及其他誤差源上，計算出高度散布σ_dwy誤差和側(cè)向散布σ_dwz誤差。

依據(jù)上述特征，所述步驟3具體包含：

(1)依據(jù)導(dǎo)航誤差傳遞疊加原理，建立導(dǎo)航誤差傳遞模型，將飛機平臺導(dǎo)航誤差疊加到導(dǎo)彈位置誤差和目標定位誤差上；

(2)以導(dǎo)彈自主制導(dǎo)段的自控終點捕獲目標概率P_b作為導(dǎo)航誤差的約束指標，建立導(dǎo)彈末制導(dǎo)交接概率數(shù)學(xué)模型，計算滿足導(dǎo)彈捕獲目標概率P_b的導(dǎo)航誤差。

依據(jù)上述特征，所述步驟4具體包含：

(1)采用等分配法將步驟2中的高度散布σ_dwy誤差和側(cè)向散布σ_dwz誤差分配至載機傳感器探測誤差，同時建立誤差傳遞模型，計算出傳感器距離測量誤差σ_R、方位探測誤差σ_μ及俯仰探測誤差σ_v；

(2)采用等分配法將距離測量誤差σ_R、方位探測誤差σ_μ及俯仰探測誤差σ_v繼續(xù)分配到至載機的雷達系統(tǒng)、光電系統(tǒng)和電子戰(zhàn)系統(tǒng)，計算出同時滿足戰(zhàn)技指標和導(dǎo)彈捕獲目標概率的傳感器目標定位誤差，所述傳感器目標定位誤差包括各傳感器分系統(tǒng)的目標距離測量誤差σ_1R、目標方位探測誤差σ_1μ及目標俯仰探測誤差σ_1v。

本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明提出的一種基于OODA環(huán)路的航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能指標分析方法，能夠?qū)τ绊懞娇针娮酉到y(tǒng)精度的因素進行科學(xué)的分析與仿真計算，將飛機平臺任務(wù)層級的戰(zhàn)技指標“命中率”轉(zhuǎn)化成航電系統(tǒng)層級的關(guān)鍵功能的性能指標要求，支持航電系統(tǒng)導(dǎo)航定位、目標探測、火控攻擊等關(guān)鍵性能指標的誤差分析與評估，不僅提高了系統(tǒng)設(shè)計效率，降低了系統(tǒng)復(fù)雜程度，可有效支撐航電系統(tǒng)綜合設(shè)計，而且能夠縮短開發(fā)周期，節(jié)約開發(fā)成本。

附圖說明

圖1為一種基于OODA環(huán)路的航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能指標分析方法的流程示意圖；

圖2為OODA循環(huán)示意圖；

圖3為導(dǎo)彈誤差傳遞疊加示意圖；

圖4為誤差合成流程圖。

具體實現(xiàn)方式

下面結(jié)合附圖給出本發(fā)明較佳實施例，以詳細說明本發(fā)明的技術(shù)方案。

如圖1的實施例所示，本發(fā)明方法從頂層戰(zhàn)技指標“命中率”入手，結(jié)合飛機作戰(zhàn)任務(wù)特點及OODA環(huán)路理論(如圖2所示)，選取OODA環(huán)路中的航電系統(tǒng)關(guān)鍵性能參數(shù)，然后采用逐段分配的方法進行精度分析，確定導(dǎo)航定位誤差、傳感器目標定位誤差、火控攻擊誤差等關(guān)鍵性能指標；最后再將各個性能指標的精度要求進行誤差合成，驗證是否滿足戰(zhàn)技指標，實現(xiàn)從誤差分配到誤差合成的閉環(huán)分析。該實施例的實現(xiàn)步驟如下：

步驟1：針對飛機平臺某一作戰(zhàn)任務(wù)，其OODA環(huán)任務(wù)過程為數(shù)據(jù)獲取(O)、態(tài)勢認知(O)、戰(zhàn)術(shù)決策(D)、計劃執(zhí)行(A)。選取OODA環(huán)中的典型關(guān)鍵性能指標進行精度分析，本例中選取導(dǎo)航定位誤差、傳感器目標定位誤差、火控攻擊誤差作為分析目標；其中，導(dǎo)航定位誤差為數(shù)據(jù)獲取(O)環(huán)節(jié)的誤差，傳感器目標定位誤差為數(shù)據(jù)獲取環(huán)節(jié)(O)和態(tài)勢認知環(huán)節(jié)(D)的綜合誤差，火控攻擊誤差為戰(zhàn)術(shù)決策(決D)和計劃執(zhí)行(A)環(huán)節(jié)的綜合誤差。

步驟2：根據(jù)飛機平臺作戰(zhàn)任務(wù)中航電武器系統(tǒng)采用的“自主制導(dǎo)+末段尋的制導(dǎo)”的兩段式制導(dǎo)體制，自主制導(dǎo)段的精度影響導(dǎo)彈對目標的捕獲，末制導(dǎo)段的精度直接影響導(dǎo)彈對目標的命中。

(1)采用等分配法將戰(zhàn)技指標“命中率”P分配至導(dǎo)彈自主制導(dǎo)段的自控終點捕獲目標概率P_b和在自控終點正常捕獲目標的情況下導(dǎo)彈的命中概率P_d，同時假設(shè)導(dǎo)彈散布服從正態(tài)分布；

(2)在導(dǎo)彈自主制導(dǎo)段捕獲目標概率P_b確定的情況下，導(dǎo)彈捕獲點的允許散布主要取決于導(dǎo)彈的捕獲域。將導(dǎo)彈捕獲域等效為矩形，同樣采用等概率分配法，結(jié)合正態(tài)分布表，計算自主制導(dǎo)段高度捕獲概率P_by和側(cè)向捕獲概率P_bz，捕獲點允許的高度散布σ_by和側(cè)向散布σ_bz；

(3)在導(dǎo)彈末制導(dǎo)段命中概率P_d確定的情況下，原理同(2)，計算末制導(dǎo)段高度命中概率P_dy和側(cè)向命中概率P_dz，命中點允許的高度散布σ_dy和側(cè)向散布σ_dz；

(4)導(dǎo)彈散布誤差σ_dw是影響導(dǎo)彈自主制導(dǎo)段捕獲目標概率P_b的主要誤差源，采用等概率分配法，將導(dǎo)彈自主制導(dǎo)段捕獲點允許的高度散布σ_by和側(cè)向散布σ_bz平均分配到目標定位誤差及其他誤差源上，可計算出導(dǎo)彈散布誤差，導(dǎo)彈散布誤差包括高度散布σ_dwy誤差和側(cè)向散布σ_dwz誤差；

步驟3：依據(jù)自控終點捕獲目標概率P_b和導(dǎo)彈散布誤差，分析產(chǎn)生導(dǎo)航誤差的主要來源，建立導(dǎo)航誤差傳遞模型，將平臺導(dǎo)航誤差傳遞到目標誤差和導(dǎo)彈誤差，確定滿足導(dǎo)彈捕獲概率要求的導(dǎo)航誤差。具體為：

(1)依據(jù)導(dǎo)航誤差傳遞疊加原理，原理圖3所示，建立導(dǎo)航誤差傳遞模型，將飛機平臺導(dǎo)航誤差疊加到導(dǎo)彈位置誤差和目標定位誤差上。

(2)以導(dǎo)彈自主制導(dǎo)段的自控終點捕獲目標概率P_b作為導(dǎo)航誤差的約束指標，建立導(dǎo)彈末制導(dǎo)交接概率數(shù)學(xué)模型，計算滿足導(dǎo)彈捕獲目標概率P_b的導(dǎo)航誤差。

步驟4：依據(jù)導(dǎo)彈捕獲目標概率要求和導(dǎo)彈散布誤差，分析產(chǎn)生目標定位誤差的主要來源，建立目標定位誤差傳遞模型，將根據(jù)戰(zhàn)技指標“命中率”確定的導(dǎo)彈散布誤差分配至載機傳感器探測定位誤差，確定滿足導(dǎo)彈捕獲概率要求的載機傳感器探測定位誤差要求。其中影響目標定位誤差的主要誤差有載機傳感器探測定位誤差、目標數(shù)據(jù)傳輸延時誤差、火控解算誤差、載機穩(wěn)定性誤差及彈載系統(tǒng)定位誤差等，這里重點分析載機傳感器探測定位誤差。

(1)采用等分配法將步驟2中計算得出的導(dǎo)彈散布誤差σ_dwy和σ_dwz分配至載機傳感器探測誤差，同時建立誤差傳遞模型，可計算得出傳感器距離測量誤差σ_R、方位探測誤差σ_μ及俯仰探測誤差σ_v；

(2)采用等分配法將(1)中計算出的傳感器距離測量誤差σ_R、方位探測誤差σ_μ及俯仰探測誤差σ_v繼續(xù)分配到至載機的雷達系統(tǒng)、光電系統(tǒng)和電子戰(zhàn)系統(tǒng)，計算出同時滿足戰(zhàn)技指標和導(dǎo)彈捕獲目標概率的目標定位誤差，包括各傳感器分系統(tǒng)(即雷達系統(tǒng)、光電系統(tǒng)和電子戰(zhàn)系統(tǒng))的目標距離測量誤差σ_1R、目標方位探測誤差σ_1μ及目標俯仰探測誤差σ_1v。

步驟5：依據(jù)導(dǎo)彈捕獲目標概率要求和導(dǎo)彈散布誤差，分析影響任務(wù)火控計算精度的主要因素，建立導(dǎo)彈的任務(wù)火控計算數(shù)學(xué)模型，同時分析影響目標參數(shù)計算和導(dǎo)彈自控終點散布的誤差因素，采用蒙特卡洛法進行仿真，確定滿足導(dǎo)航誤差、傳感器目標定位誤差要求的火控攻擊誤差要求。影響任務(wù)火控計算精度的主要誤差有傳感器參數(shù)測量誤差、彈道處理誤差、顯示器定位誤差、飛行員瞄準偏差、校靶誤差等，本例重點分析傳感器參數(shù)測量誤差對火控攻擊的影響，用導(dǎo)彈自控終點散布的方位和距離誤差來表示火控攻擊精度。

根據(jù)直升機對地攻擊原理，建立任務(wù)火控計算數(shù)學(xué)模型，利用步驟4中計算出的目標定位誤差σ_1R、σ_1μ和σ_1v，可計算得出導(dǎo)彈自控終點散布的方位和距離誤差，即火控攻擊誤差。

步驟6：將步驟1～5中確定的導(dǎo)航誤差、傳感器目標定位誤差(包括傳感器距離測量誤差、方位探測誤差及俯仰探測誤差)、火控攻擊誤差(包括導(dǎo)彈自控終點散布的方位和距離誤差)的精度要求進行誤差合成，計算導(dǎo)彈出界概率，驗證是否滿足戰(zhàn)技指標“命中率”要求，如何滿足，則上述各關(guān)鍵性能指標要求可作為指導(dǎo)航電系統(tǒng)綜合設(shè)計的依據(jù)；若不滿足，則需重新迭代進行計算。誤差合成流程圖如圖4所示。

可以理解的是，對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來說，可以根據(jù)本發(fā)明的技術(shù)方案及其發(fā)明構(gòu)思加以等同替換或改變，而所有這些改變或替換都應(yīng)屬于本發(fā)明所附的權(quán)利要求的保護范圍。